推力室、动力系统及飞行器的制作方法

本申请涉及航空航天，具体而言，本申请涉及一种推力室、动力系统及飞行器。

背景技术：

1、在液体火箭发动机中，影响液体火箭推进剂推力室的因素多种多样，喷注器种类是重要因素之一。最常见喷注器种类可分为针栓式喷注器、离心式喷注器和直流式喷注器。

2、对于液氧煤油针栓推力室，针栓式喷注器的喷雾混合模式形成环形回流区，环形的流场使得针栓推力室的燃烧稳定性和燃烧性能明显优于传统的直流式喷注器和离心式喷注器。

3、在针栓推力室工作过程中，如果热防护设计不合理，则环形的流场可能会导致高温燃气回流烧蚀针栓，同时烧蚀煤油腔内底；如果壁面冷却结构设计不足，则可能会导致壁面烧蚀；同时，喉部附近热流密度最大，在试车过程中容易发生烧蚀。因此，对于针栓推力室的技术难点和关键点是如何保护推力室，避免其发生烧蚀。

技术实现思路

1、本申请针对现有方式的缺点，提出一种推力室、动力系统及飞行器，用以解决相关技术存在的推力室冷却不足，容易发生烧蚀的技术问题。

2、第一个方面，本申请实施例提供了一种推力室，包括：

3、燃烧本体，呈筒状且具有喉部，燃烧本体位于喉部上游的第一部分围成燃烧室；

4、第一环形侧壁，与燃烧本体连接，且位于燃烧室远离喉部的一端；

5、其中：燃烧本体上设有第一冷却通道，第一冷却通道自燃烧本体的下端向燃烧本体的上端延伸；

6、第一环形侧壁上设有与第一冷却通道连通的多个第一冷却孔，多个第一冷却孔沿燃烧本体的周向分布，且各自沿燃烧本体的轴向延伸，第一冷却孔与燃烧室连通并靠近燃烧室的内壁设置。

7、可选地，燃烧本体上设有与第一冷却通道连通的第二冷却孔，第二冷却孔与燃烧室连通，并位于燃烧室靠近喉部的一端。

8、可选地，第一冷却通道和第二冷却孔的数量分别为多个；

9、推力室包括下述至少一项：

10、多个第二冷却孔沿燃烧本体的周向分布；

11、每个第一冷却通道与至少一个第二冷却孔对应设置。

12、可选地，第一冷却通道的数量为多个，燃烧本体位于喉部下游的第二部分作为喷管；

13、推力室包括下述至少一项：

14、多个第一冷却通道沿燃烧本体的周向分布；

15、喷管的外侧设有第一集液环，第一集液环具有沿喷管的周向延伸的第一环腔和与第一环腔连通的第一进口，多个第一冷却通道的下端分别与第一环腔连通。

16、可选地，推力室还包括喷注器，喷注器包括与燃烧本体和第一环形侧壁连接的第二集液环；

17、第二集液环具有与第一冷却通道连通的集液腔；

18、燃烧本体、第一环形侧壁和第二集液环围成与集液腔连通的第二冷却通道；

19、第二冷却通道与第一冷却孔连通。

20、可选地，第一环形侧壁上还设有多个第三冷却孔；

21、第三冷却孔位于第一冷却孔远离喉部的一侧，且分别与第二冷却通道和燃烧室连通；

22、多个第三冷却孔沿燃烧本体的周向分布，且各自沿与燃烧本体的轴线垂直的方向延伸。

23、可选地，第一环形侧壁上还设有多个第四冷却孔；

24、第四冷却孔位于第一冷却孔和第三冷却孔之间，且分别与第二冷却通道和燃烧室连通；

25、多个第四冷却孔沿燃烧本体的周向分布、各自沿与燃烧本体的轴线相交且不垂直的方向延伸。

26、可选地，第二冷却通道的数量为多个，多个第二冷却通道沿燃烧本体的周向分布，且与多个第一冷却孔一一对应连通；或者，

27、第二冷却通道为沿燃烧本体的周向延伸的环形通道，第二冷却通道与多个第一冷却孔连通。

28、第二个方面，本申请实施例提供了一种动力系统，包括：如上述的推力室。

29、第三个方面，本申请实施例提供了一种飞行器，包括：如上述的动力系统。

30、本申请实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：

31、本申请实施例中，推力室的燃烧本体呈筒状，且燃烧本体具有喉部。燃烧本体位于喉部上游的第一部分围成燃烧室，推进剂在燃烧室内进行雾化、混合和燃烧。推力室的第一环形侧壁与燃烧本体连接，且位于燃烧室远离喉部的一端，即位于燃烧室的上游。

32、燃烧本体上设有自燃烧本体的下端向燃烧本体的上端延伸的第一冷却通道，冷却剂在第一冷却通道内流动，可以对燃烧本体的壁面进行冷却。第一环形侧壁上设有与第一冷却通道连通的多个第一冷却孔，多个第一冷却孔与燃烧室连通。第一冷却通道内的冷却剂可通过第一冷却孔从上游进入燃烧室内。

33、由于多个第一冷却孔沿燃烧本体的周向分布，且靠近燃烧室的内壁设置，因此，当冷却剂经多个第一冷却孔进入燃烧室后，冷却剂分布在燃烧室的周围并沿着燃烧室的内壁分散开，从而可降低燃烧室周向内壁附近的温度，对燃烧室内壁进行充分冷却，使燃烧室内壁附近处于低混合比、低余氧系数氛围，从而可以保护燃烧室的内壁，防止其发生烧蚀。通过设置第一冷却通道和多个第一冷却孔，可以对推力室的壁面进行保护，防止推力室壁面发生烧蚀。

34、本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。

技术特征：

1.一种推力室，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的推力室，其特征在于，所述燃烧本体上设有与所述第一冷却通道连通的第二冷却孔，所述第二冷却孔与所述燃烧室连通，并位于所述燃烧室靠近所述喉部的一端。

3.根据权利要求2所述的推力室，其特征在于，所述第一冷却通道和所述第二冷却孔的数量分别为多个；

4.根据权利要求1所述的推力室，其特征在于，所述第一冷却通道的数量为多个，所述燃烧本体位于所述喉部下游的第二部分作为喷管；

5.根据权利要求1至4中任一项所述的推力室，其特征在于，还包括喷注器，所述喷注器包括与所述燃烧本体和所述第一环形侧壁连接的第二集液环；

6.根据权利要求5所述的推力室，其特征在于，所述第一环形侧壁上还设有多个第三冷却孔；

7.根据权利要求6所述的推力室，其特征在于，所述第一环形侧壁上还设有多个第四冷却孔；

8.根据权利要求5所述的推力室，其特征在于，

9.一种动力系统，其特征在于，包括：如权利要求1至8中任一项所述的推力室。

10.一种飞行器，其特征在于，包括：如权利要求9所述的动力系统。

技术总结
本申请提供了一种推力室、动力系统及飞行器。该推力室包括：燃烧本体，呈筒状且具有喉部，燃烧本体位于喉部上游的第一部分围成燃烧室；第一环形侧壁，与燃烧本体连接，且位于燃烧室远离喉部的一端；其中：燃烧本体上设有第一冷却通道，第一冷却通道自燃烧本体的下端向燃烧本体的上端延伸；第一环形侧壁上设有与第一冷却通道连通的多个第一冷却孔，多个第一冷却孔沿燃烧本体的周向分布，且各自沿燃烧本体的轴向延伸，第一冷却孔与燃烧室连通并靠近燃烧室的内壁设置。本申请实现了冷却剂依次通过第一冷却通道、第一冷却孔从上游进入燃烧室内，冷却剂沿着燃烧室的内壁分散开，可以降低燃烧室内壁附近的温度，保护燃烧室壁面。

技术研发人员：王晓峰,王敏杰,梁光夏,吴洋洲,谢晨,刘百奇,刘建设,成浩,刘岳曦
受保护的技术使用者：安徽星河动力装备科技有限公司
技术研发日：
技术公布日：2025/3/27